GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 652 AIRFOIL (goe652-il) Reynolds number: 50,000 Max Cl/Cd: 5.44 at α=10° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe652-il-50000.txt Download as CSV file: xf-goe652-il-50000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 652 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.050 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-16.000 -0.2021 0.19638 0.18818 -0.0428 1.0000 0.1350
-15.750 -0.2059 0.19668 0.18855 -0.0421 1.0000 0.1361
-15.250 -0.2135 0.19605 0.18809 -0.0399 1.0000 0.1372
-15.000 -0.2097 0.19292 0.18502 -0.0381 1.0000 0.1382
-14.750 -0.2092 0.19128 0.18344 -0.0363 1.0000 0.1396
-14.500 -0.2102 0.19023 0.18246 -0.0347 1.0000 0.1412
-14.250 -0.2123 0.18942 0.18171 -0.0332 1.0000 0.1430
-14.000 -0.2155 0.18886 0.18121 -0.0318 1.0000 0.1449
-13.750 -0.2206 0.18885 0.18127 -0.0307 1.0000 0.1466
-13.500 -0.2289 0.18990 0.18238 -0.0298 1.0000 0.1476
-13.000 -0.2351 0.18783 0.18044 -0.0276 1.0000 0.1488
-12.750 -0.2312 0.18495 0.17761 -0.0260 1.0000 0.1499
-12.500 -0.2303 0.18328 0.17599 -0.0247 1.0000 0.1513
-12.250 -0.2308 0.18206 0.17483 -0.0234 1.0000 0.1529
-12.000 -0.2321 0.18105 0.17387 -0.0223 1.0000 0.1546
-11.750 -0.2346 0.18029 0.17316 -0.0213 1.0000 0.1566
-11.500 -0.2397 0.18020 0.17312 -0.0206 1.0000 0.1587
-11.250 -0.2503 0.18171 0.17468 -0.0202 1.0000 0.1599
-11.000 -0.2633 0.18360 0.17665 -0.0198 1.0000 0.1605
-10.750 -0.2514 0.17795 0.17105 -0.0183 1.0000 0.1616
-10.500 -0.2477 0.17549 0.16863 -0.0170 1.0000 0.1629
-10.250 -0.2468 0.17393 0.16712 -0.0158 1.0000 0.1645
-10.000 -0.2475 0.17274 0.16598 -0.0148 1.0000 0.1664
-9.750 -0.2493 0.17178 0.16506 -0.0139 1.0000 0.1683
-9.500 -0.2527 0.17112 0.16445 -0.0132 1.0000 0.1704
-9.250 -0.2597 0.17130 0.16467 -0.0127 1.0000 0.1723
-9.000 -0.2729 0.17297 0.16640 -0.0124 1.0000 0.1733
-8.750 -0.2886 0.17497 0.16848 -0.0120 1.0000 0.1738
-8.500 -0.2722 0.16861 0.16214 -0.0106 1.0000 0.1750
-8.250 -0.2668 0.16589 0.15946 -0.0093 1.0000 0.1767
-8.000 -0.2656 0.16432 0.15794 -0.0082 1.0000 0.1788
-7.750 -0.2666 0.16320 0.15686 -0.0073 1.0000 0.1812
-7.500 -0.2698 0.16242 0.15612 -0.0065 1.0000 0.1837
-7.250 -0.2771 0.16244 0.15618 -0.0060 1.0000 0.1862
-7.000 -0.2926 0.16414 0.15793 -0.0057 1.0000 0.1876
-6.750 -0.3159 0.16719 0.16105 -0.0052 1.0000 0.1882
-6.500 -0.2992 0.16107 0.15497 -0.0043 1.0000 0.1893
-6.250 -0.2904 0.15761 0.15155 -0.0031 1.0000 0.1908
-6.000 -0.2876 0.15565 0.14963 -0.0020 1.0000 0.1926
-5.750 -0.2878 0.15427 0.14829 -0.0010 1.0000 0.1948
-5.500 -0.2901 0.15321 0.14727 -0.0001 1.0000 0.1972
-5.250 -0.2955 0.15255 0.14664 0.0007 1.0000 0.2000
-5.000 -0.3088 0.15319 0.14733 0.0013 1.0000 0.2025
-4.750 -0.3353 0.15581 0.15000 0.0025 1.0000 0.2037
-4.500 -0.3584 0.15699 0.15127 0.0042 1.0000 0.2043
-4.250 -0.3212 0.14884 0.14313 0.0041 1.0000 0.2066
-4.000 -0.3161 0.14658 0.14091 0.0052 1.0000 0.2089
-3.750 -0.3169 0.14521 0.13958 0.0064 1.0000 0.2116
-3.500 -0.3220 0.14426 0.13868 0.0076 1.0000 0.2145
-3.250 -0.3329 0.14392 0.13838 0.0090 1.0000 0.2174
-3.000 -0.3512 0.14604 0.14053 0.0078 0.9959 0.2203
-2.750 -0.3509 0.14649 0.14100 0.0025 0.9900 0.2217
-2.500 -0.3259 0.14117 0.13570 0.0035 0.9824 0.2237
-2.250 -0.3059 0.13904 0.13359 0.0022 0.9757 0.2268
-2.000 -0.2931 0.13738 0.13195 0.0005 0.9651 0.2311
-1.750 -0.2898 0.13696 0.13154 -0.0018 0.9567 0.2363
-1.500 -0.2731 0.13788 0.13244 -0.0127 0.9457 0.2406
-1.250 -0.2708 0.13398 0.12859 -0.0085 0.9358 0.2424
-1.000 -0.2468 0.13248 0.12709 -0.0097 0.9271 0.2468
-0.750 -0.2434 0.13049 0.12514 -0.0097 0.9144 0.2508
-0.500 -0.2081 0.13289 0.12747 -0.0285 0.9039 0.2597
-0.250 -0.2015 0.12877 0.12339 -0.0240 0.8915 0.2612
0.000 -0.2005 0.12660 0.12128 -0.0208 0.8829 0.2634
0.250 -0.1788 0.12518 0.11986 -0.0219 0.8697 0.2695
0.500 -0.1379 0.12599 0.12061 -0.0385 0.8553 0.2810
0.750 -0.1232 0.12342 0.11807 -0.0347 0.8463 0.2840
1.000 -0.1336 0.12134 0.11606 -0.0312 0.8352 0.2863
1.500 -0.0685 0.12029 0.11495 -0.0469 0.8126 0.3038
1.750 -0.0515 0.11874 0.11342 -0.0445 0.8031 0.3096
2.000 -0.0481 0.11805 0.11276 -0.0450 0.7952 0.3166
2.250 -0.0015 0.11731 0.11196 -0.0550 0.7832 0.3278
2.500 0.0318 0.11802 0.11263 -0.0586 0.7787 0.3404
2.750 0.0448 0.11700 0.11163 -0.0641 0.7693 0.3482
3.000 0.0580 0.11579 0.11044 -0.0623 0.7612 0.3562
3.250 0.1097 0.11700 0.11158 -0.0713 0.7563 0.3734
3.500 0.1011 0.11562 0.11026 -0.0694 0.7480 0.3791
3.750 0.1368 0.11571 0.11032 -0.0750 0.7405 0.3960
4.000 0.1827 0.11692 0.11149 -0.0813 0.7361 0.4177
4.250 0.2032 0.11776 0.11233 -0.0851 0.7334 0.4350
4.500 0.2192 0.11769 0.11227 -0.0884 0.7231 0.4527
4.750 0.2454 0.11776 0.11234 -0.0898 0.7169 0.4755
5.000 0.2922 0.12032 0.11485 -0.0948 0.7134 0.5147
5.250 0.2768 0.11904 0.11365 -0.0917 0.7100 0.5210
6.250 0.3105 0.11879 0.11358 -0.0847 0.6889 0.6919
6.500 0.3119 0.11783 0.11267 -0.0828 0.6804 0.7224
6.750 0.3370 0.11824 0.11307 -0.0842 0.6746 0.7583
7.000 0.4110 0.12351 0.11823 -0.0956 0.6704 0.7835
7.250 0.4016 0.12246 0.11726 -0.0963 0.6600 0.7804
7.500 0.6839 0.14291 0.13676 -0.1714 0.6354 0.4678
7.750 0.7684 0.15036 0.14403 -0.1828 0.6283 0.4721
8.000 0.7502 0.14930 0.14302 -0.1826 0.6161 0.4708
8.250 0.7987 0.15372 0.14744 -0.1865 0.6085 0.4794
8.500 0.7927 0.15461 0.14837 -0.1875 0.5987 0.4809
8.750 0.8454 0.15942 0.15308 -0.1936 0.5884 0.4884
9.000 0.8491 0.16161 0.15526 -0.1962 0.5799 0.4912
9.250 0.8757 0.16446 0.15815 -0.1980 0.5696 0.4994
9.500 0.9056 0.16938 0.16302 -0.2018 0.5641 0.5061
9.750 0.9146 0.17068 0.16429 -0.2041 0.5509 0.5107
10.000 0.9635 0.17722 0.17081 -0.2072 0.5453 0.5240
10.250 0.9433 0.17674 0.17038 -0.2081 0.5367 0.5239
10.500 0.9769 0.18077 0.17434 -0.2114 0.5277 0.5330
10.750 1.0073 0.18652 0.18007 -0.2136 0.5236 0.5450
11.000 0.9962 0.18600 0.17958 -0.2150 0.5132 0.5473
11.250 1.0263 0.19020 0.18374 -0.2171 0.5066 0.5581
11.500 1.0565 0.19637 0.18983 -0.2197 0.5030 0.5709
11.750 1.0442 0.19527 0.18877 -0.2211 0.4926 0.5732
12.000 1.0718 0.19937 0.19285 -0.2225 0.4861 0.5879
12.250 1.1024 0.20600 0.19944 -0.2243 0.4828 0.6025
12.500 1.0864 0.20405 0.19753 -0.2261 0.4727 0.6043
12.750 1.1143 0.20827 0.20172 -0.2273 0.4657 0.6216
13.000 1.1366 0.21385 0.20729 -0.2289 0.4621 0.6387
13.250 1.1284 0.21266 0.20613 -0.2308 0.4513 0.6443
13.500 1.1598 0.21780 0.21126 -0.2317 0.4448 0.6676
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 652 AIRFOIL (goe652-il)